民用飞机机身壁板桁条端头设计方案研究

朱林刚

上海飞机设计研究院强度设计研究部

民用飞机机身壁板桁条端头设计方案研究

朱林刚

上海飞机设计研究院强度设计研究部

在民用飞机机身结构设计中，长桁接头设计是飞机设计的难点之一。通常情况下，长桁可以采用长桁接头与框连接，或者通过长桁接头穿过框与对应长桁对接，但对于某些机加长桁，一般通过机加台阶直接与框缘条连接。机加长桁端头的搭接设计可以省略一个长桁接头，从而达到减重和减少疲劳源的目的。机加长桁端头连接的设计方案示意图如图1所示，长桁通过机加台阶直接与框缘条搭接，而在长桁端头的零力段（长桁立筋处），正常情况下会采用斜削的方案，一是可以通过端部的斜削达到减重的效果，二是可以通过斜削使长桁载荷提前向蒙皮扩散，从而使得长桁与框缘条连接的钉载可以降低，保证其疲劳性能。

图1 长桁搭接方案示意图

本文采用MSC.PATRAN/NASTRAN软件，对壁板和框缘条的连接进行简化建模，蒙皮、框缘条、长桁均抽取其结构中面后规则离散后简化为膜元，在紧固件安装位置利用Fastener-maker模块进行紧固件模拟，在框缘条端部进行固支约束，在长桁远端施加长桁轴向载荷（总载为5100N），如图2所示。

图2 分析有限元模型示意图（紧固件模拟、约束、加载）

研究思路：在长桁端头连接的设计中，有众多因素可以影响连接设计的强度性能，而长桁端部的斜削可以显著地获得减重效果，所以本文通过改变长桁端头立筋的斜削角度，研究长桁和框缘条连接钉载的变化区域与斜削角度的相互关系，从而给出长桁端部斜削角度的优化结果。

图3 长桁斜削角度示意图

如图3所示，对长桁立筋进行模拟斜削，θ为长桁斜削角度，本文分析从15°开始，按步长为5的等差数列，一直分析到55°斜削角度，共进行了9种情况的研究。根据此9种情况的结构状态，分别建立了细化模型，除长桁立筋部分外，长桁底部、蒙皮、框缘条的模型网格的属性均相同，并在相同的点位，利用MSC.PATRAN软件中的Fastener-maker模块，进行紧固件模拟。长桁和蒙皮的连接采用直径为4.76的MS20470AD6铝铆钉，框与蒙皮的连接也采用直径为4.76的MS20470AD6铝铆钉，长桁端头与框缘条和蒙皮连接的紧固件采用直接为4.76mm的NAS1476的钛环槽铆钉。

表1 壁板端部紧固件受载情况 单位：N

利用MSC.NASTRAN软件的计算，可知图2所示的5颗紧固件的剪切载荷情况，见表1。

从表1可以看出，1、2、4、5号钉（蒙皮和框缘条连接）载受长桁端头立筋斜削角度的影响不大，而3号钉（长桁、框缘、蒙皮三者共同连接）的钉载变化较大。3号钉载随长桁端头斜削角度变化的曲线如图4所示，长桁端部的钉载随着长桁端部斜削角度的增大而减小，而在斜削角度增大至45°之后，此曲线区域平缓，说明长桁端部斜削引起钉载的变化很小。

图4 不同长桁斜削角度对于的长桁端部钉载的变化

通过对长桁端头各种斜削角度方案的有限元分析和研究，可以看出，长桁端部的钉载随着长桁端部斜削角度的增大而减小，当斜削角度小于45°时，钉载变化较剧烈，当斜削角度大于45°时，钉载变化很小，在兼顾长桁端头强度的前提下，斜削45°的方案为最优方案。

[1]Alexander Rutman, Adrian Vlisoreanu, Fastener Modeling for MSC.Nastran Finite Element Analysis, 2000 World Aviation Conference

[2]Alexander Rutman, Larry Pearce, John Parady, Fastener Modeling for Jointing Parts Modeled by Shell and Solid Elements, 2007 Americans Virtual Product Development Conference

[3]郑晓玲 总编. 民机结构耐久性与损伤容限设计手册.航空工业出版社，2003：67页

Investigation on Stringer Joint of Aircraft Fuselage Panel Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Stress Department

在民用飞机机身结构设计中，长桁端部连接设计是飞机设计的难点之一。在机身壁板强度分析时，长桁接头主要以静强度为判定标准，而在受拉区域则需考虑其疲劳性能，而长桁和框连接钉的载荷是决定其疲劳性能的关键参数之一。本文通过对长桁端头连接的简化，利用MSC.PATRAN/NASTRAN中的紧固件模块进行模拟和分析，给出了长桁端部连接优化的斜削方案，供设计者参考。

机身结构；壁板；长桁；连接；疲劳

During the fuselage structural design of commercial aircraft, the run-out of the stringer is one of the difficulties of the aircraft design. During the stress analysis of fuselage panel, the static strength is the primary criteria, but the fatigue should be taken into consideration for the structure bearing tensile load, one of the key factors dominating the fatigue behavior is the shear load of the fastener connecting the stringer and the frame. This paper, invested several stringer runout designs using the fastener-maker module of MSC.PATRAN/NASTRAN software, provides an optimized choice for aircraft designer to use.

fuselage structure, panel, stringer, joint, fatigue

朱林刚，男，汉族，1981年4月出生，籍贯江苏，2003年7月毕业于南京理工大学，同年进入上海飞机设计研究院工作，从事飞机机身结构设计工作至今，任机身强度研究室副主任，2010年1月，受单位委派赴英国Cranfield大学攻读硕士学位，2011年2月取得硕士学位毕业，毕业后继续从事飞机机身结构设计。

10.3969/j.issn.1001-8972.2012.14.057